Расчет координаты фокуса изолированного корпуса

 

Координата фокуса комбинации носовой конической части с цилиндром определяется по теории удлинённых тел с учётом эмпирических поправок:

(24)

где W_н – объем носовой конической части, м³;

– относительное смещение фокуса носовой части при увеличении числа Маха.

Относительная величина смещения фокуса зависит от числа Маха М_∞ , удлинений носовой λ _н и цилиндрической λ _ц частей и определяется по эмпирической зависимости [2, c. 53].

 

При М_∞ = 0, 1 по формуле (24) получено следующее значение:

Координата фокуса комбинации усеченного конуса и примыкающего к нему цилиндра определяется следующим образом. Усеченный конус достраивается до полного.

Координата фокуса усеченного конуса переходной части определится следующим образом:

.(25)

В этом выражении координата фокуса полного конуса х~ '_Fн1, за которым следует цилиндрическая часть, определяется по формуле

(26)

где W`_н1 – объем полного конуса;

- относительное смещение фокуса за счет влияния цилиндрической части аппарата.

Координата фокуса фиктивного конуса x^~``_Fн1, за которым отсутствует цилиндрическая часть, влияющая на смещение фокуса, определяется по формуле

(27)

где W``_н1 – объем фиктивного конуса.

Координата фокуса переходной части относительно вершины летательного аппарата находится с учетом расстояния от вершины фиктивного конуса до вершины летательного аппарата А₁ (рисунок 8.1) [2].

(28)

При М_∞ = 0, 1 по формулам (25) – (28) получены следующие значения:

Координата фокуса расширяющейся кормовой части определяется по методике расчета фокуса усеченного конуса переходной части корпуса, но с учетом того, что как за фиктивным конусом, так и за продленным конусом отсутствуют цилиндрические части корпуса. Смещающие его положение с увеличением числа Маха.

 

Таблица 11– Расчетные данные для координаты фокуса корпуса

М∞				, м	, м
0, 1	41, 838	22, 733	9, 572	0, 582	29, 085
0, 3	41, 838	22, 733	9, 572	0, 582	29, 085
0, 5	41, 838	22, 733	9, 572	0, 582	29, 085
0, 7	41, 838	22, 733	9, 572	0, 582	29, 085
0, 9	42, 385	22, 968	9, 622	0, 591	29, 430
1, 0	44, 299	23, 794	9, 796	0, 622	30, 637
1, 1	46, 214	24, 619	9, 970	0, 653	31, 844
1, 3	47, 308	25, 091	10, 070	0, 670	32, 534
1, 5	49, 769	26, 153	10, 294	0, 710	34, 086
2, 0	51, 137	26, 742	10, 418	0, 732	34, 949
2, 5	51, 711	26, 990	10, 470	0, 741	35, 311
3, 0	52, 505	27, 332	10, 542	0, 754	35, 811
3, 5	52, 778	27, 450	10, 567	0, 758	35, 983
4, 0	52, 778	27, 450	10, 567	0, 758	35, 983
4, 5	52, 778	27, 450	10, 567	0, 758	35, 983
5, 0	52, 778	27, 450	10, 567	0, 758	35, 983

 

Координата фокуса ЛА

 

Координата фокуса ЛА определяется по формуле:

(29)

При М_∞ = 0, 1 по формуле (29) получено следующее значение:

Зависимость координаты фокуса ЛА от числа Маха представлена на рисунке 11.

Рисунок 11 – Зависимость координаты фокуса ЛА от числа Маха и центр масс ЛА

ЗАКЛЮЧЕНИЕ

 

В данной работе выполнен расчет аэродинамических характеристик ЛА в заданном диапазоне чисел Маха, углов атаки и высот.

По полученным зависимостям можно сделать следующие выводы:

· коэффициент сопротивления трения монотонно убывает на высотах 0, 10, 20, 30 км, что связано с уменьшением числа Рейнольдса, которому обратно пропорционален коэффициент сопротивления трения плоской пластины; на высотах 40, 60 км наблюдается не монотонность, что объясняется изменением пограничного слоя;

· коэффициент индуктивного сопротивления квадратично зависит от угла атаки, следовательно, у зависящего от него коэффициента лобового сопротивления также наблюдается квадратичная зависимость от α . Максимальное значение с_ха достигается при α =8°, М_∞ = 1, 5 и составляет 0, 397;

· Координаты фокуса отдельных частей РН находятся в допустимых пределах. Значения координаты фокуса РН изменяются в диапазоне от 29, 095 до 35, 983 м. Зависимость медленно возрастает в диапазоне чисел Маха от 0 до 0, 9, в диапазоне чисел Маха от 0, 9 до 2 быстро возрастает, далее при увеличении чисел Маха снова медленно возрастает и стремится к значению 35, 983.

· Исходя из полученных результатов можно судить, что производная по углу атаки коэффициента подъемной силы будет иметь наибольшее значение ( С^α _уa =0, 056) при значении числа Маха M_∞ = 4, 5.

СПИСОК ИСПОЛЬЗОВАННЫХ ИСТОЧНИКОВ

 

1. Уманский, С. П. Ракеты-носители. Космодромы [Текст]_/Уманский С.П. – М.: Рестарт, 2001. – 216 с.

2. Расчёт аэродинамических характеристик летательных аппаратов[Электронный ресурс]: электрон.учеб. пособие / В.В. Васильев, А.Н. Никитин, В.А. Фролов, В.Г. Шахов; Минобрнауки России, Самар. гос. аэрокосм. ун-т им. С. П. Королёва (нац. исслед. ун-т). – Электрон. текстовые и граф. дан. (2, 315 Мбайт). – Самара, 2012. – 1 эл. опт. диск (CD-ROM).

ПРИЛОЖЕНИЕ А

⇐ Предыдущая123456Следующая ⇒

Поделиться:

Популярное:

1. Большие конденсаторы в маленьких корпусах
2. Выполнение реверса на судах с различными пропульсивними комплексами. Силы взаимодействия винта, руля и корпуса судна, и учёт их при маневрировании.
3. ГЛАВА X ОДИССЕЯ КОРПУСА ЛОСОСЕЙ
4. МНОГОЗАЛЬНЫЕ КОРПУСА КАК ДИНАМИЧНЫЕ ОБЪЕКТЫ
5. Органы судебной власти и формирование судейского корпуса
6. Плоские прямоугольные координаты
7. Площадь производственного корпуса
8. По материалу и конструкции корпуса
9. Порядок формирования судейского корпуса
10. Построение таблицы «Координаты ОЦТ» тела спортсмена в физическом упражнении.
11. Расчет коэффициента сопротивления трения корпуса ЛА